翟榮華，周華

(同濟(jì)大學(xué) 航空航天與力學(xué)學(xué)院，上海 200092)

細(xì)長桿用于超音速飛機(jī)降噪的數(shù)值分析

翟榮華，周華

(同濟(jì)大學(xué) 航空航天與力學(xué)學(xué)院，上海 200092)

在超音速飛機(jī)頭部加裝合理設(shè)計(jì)的細(xì)長桿可有效降低飛行噪音。基于Fluent準(zhǔn)三維數(shù)值模擬手段對(duì)多組細(xì)長桿設(shè)計(jì)方案進(jìn)行模擬分析，對(duì)比其對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)壓力的影響，以比較各類細(xì)長桿的降噪效果，根據(jù)氣動(dòng)理論對(duì)數(shù)值結(jié)果作出解釋，揭示細(xì)長桿的降噪效果與其外形的內(nèi)在聯(lián)系；從遠(yuǎn)場(chǎng)壓力最大值、遠(yuǎn)場(chǎng)壓力曲線形狀等不同方面分析細(xì)長桿對(duì)音爆的影響。結(jié)果表明：6 m長的12.5°半錐角單級(jí)錐形細(xì)長桿有明顯的降噪效果；合理設(shè)計(jì)的多級(jí)細(xì)長桿可明顯降低初始過壓值，并能延遲遠(yuǎn)場(chǎng)壓力達(dá)到最大值的時(shí)間；凹凹面、凹錐面、凸凹面和凸錐面的細(xì)長桿能夠降低遠(yuǎn)場(chǎng)壓力峰值，改善壓力曲線的形狀，具有較好的降噪作用；細(xì)長桿產(chǎn)生的強(qiáng)膨脹波能在激波傳播過程中大幅削弱機(jī)頭激波，從而削弱音爆水平。

超音速飛機(jī)；細(xì)長桿；降噪；音爆；N波

0 引 言

根據(jù)超音速空氣動(dòng)力學(xué)，飛機(jī)在超音速巡航時(shí)引起的大氣壓力擾動(dòng)傾向于合并成一個(gè)N波。最大擾動(dòng)和最強(qiáng)激波出現(xiàn)在機(jī)身中后部的某個(gè)位置，該處的橫截面積接近最大值且絕大部分升力由此處產(chǎn)生。強(qiáng)激波比前機(jī)身頭部產(chǎn)生的弱激波具有更陡的激波角，隨著擾動(dòng)從機(jī)體開始傳播，最陡的激波逐漸合并了其之前的所有擾動(dòng)，形成強(qiáng)激波；其后的流動(dòng)開始膨脹，在無精細(xì)塑形的情況下，隨后的擾動(dòng)合并入尾激波。激波的厚度很小，經(jīng)過激波后空氣的壓強(qiáng)、密度、溫度都急劇升高，速度急劇下降。被飛機(jī)的兩道激波波及的任何空間和物體均會(huì)感覺到這種強(qiáng)烈變化,反映到地面行人的耳朵里，耳膜感受到突然的氣壓變化——兩聲巨響，即音爆[1]。超音速飛機(jī)的飛行噪聲主要來自其飛行時(shí)產(chǎn)生的音爆現(xiàn)象。在超音速飛機(jī)的設(shè)計(jì)中，如何解決音爆問題已成為決定和衡量設(shè)計(jì)方案的關(guān)鍵技術(shù)指標(biāo)之一，探索降低音爆水平的相關(guān)技術(shù)具有重要意義。

為了減弱音爆帶來的噪聲問題，國內(nèi)外先后提出了多種技術(shù)手段用于降低氣動(dòng)噪聲，主要分為航跡優(yōu)化和改變氣動(dòng)外形兩大類方法。航跡優(yōu)化是指將航線設(shè)計(jì)到無人區(qū)上空并增加起飛/著陸時(shí)的飛行角度以減小受影響的區(qū)域；改變氣動(dòng)外形是指通過改變飛機(jī)的尺寸、優(yōu)化氣動(dòng)外形或加裝降噪裝置三種途徑，降低飛機(jī)對(duì)空氣的擾動(dòng)，改變激波的形狀和強(qiáng)度，從而達(dá)到減弱音爆的目的。

傳統(tǒng)的低音爆技術(shù)致力于鈍化飛機(jī)機(jī)頭[2-4]以增強(qiáng)弓形激波，使激波更陡，從而延緩壓力波的合并，該技術(shù)的主要缺點(diǎn)是鈍型機(jī)鼻會(huì)增加飛行阻力。灣流公司的研究指出，飛機(jī)選取合適的有效面積分布，可使其展示出良好的低音爆特性，并初步得到0.3 psf首激波的過壓要求[5]。減少飛機(jī)頭部的有效面積雖然可以得到弱化的首激波，但該方法是以犧牲前機(jī)身尺寸為代價(jià)的，且對(duì)機(jī)身形狀限制較大。

弱化機(jī)頭激波和阻止激波合并對(duì)降低音爆噪聲等級(jí)具有重要作用，是降噪的主要技術(shù)途徑。P.A.Henne等[6]提出一種“靜音錐(Quiet Spike)”的低音爆概念設(shè)計(jì)，通過在機(jī)頭處設(shè)置一根可伸縮的靜音錐來產(chǎn)生一系列弱激波，從而達(dá)到降低音爆的目的，但相關(guān)報(bào)道只籠統(tǒng)地介紹了靜音錐的長度約為飛機(jī)長度的三分之一，并未給出設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)及設(shè)計(jì)依據(jù)。傳統(tǒng)的音爆計(jì)算方法包括CFD模擬，或者先通過風(fēng)洞試驗(yàn)得到模型的近場(chǎng)解，再采用諸如波形參數(shù)法[7]、TRAPS[8]、Moc[9]、PCBoom3[10]、PCBoom4、CABoom[11]等音爆程序計(jì)算遠(yuǎn)場(chǎng)音爆，最后將二者的結(jié)果相結(jié)合。該方法計(jì)算量雖小，但其多用于超音速流，且不能處理脫體激波，在較低超音速、機(jī)身有較陡斜面時(shí)易失敗，即該方法在考慮激波之間、激波與膨脹波系之間的干涉作用時(shí)效果不佳；由于采用不同的數(shù)值方法求解近場(chǎng)、遠(yuǎn)場(chǎng)流場(chǎng)，所得結(jié)果也不具有很好的說服力。

本文在國內(nèi)外已有降噪方法的啟發(fā)下，嘗試在機(jī)頭處加裝類似靜音錐的細(xì)長桿來降低音爆，采用不同長度、不同錐角、不同級(jí)數(shù)、不同形狀的細(xì)長桿，通過CFD方法對(duì)音爆機(jī)理和細(xì)長桿參數(shù)影響進(jìn)行研究；利用CFD方法直接模擬中遠(yuǎn)場(chǎng)，并對(duì)比各方案的遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形；同時(shí)，采用統(tǒng)一的算法和格式求解近場(chǎng)和遠(yuǎn)場(chǎng)，采用自適應(yīng)網(wǎng)格達(dá)到網(wǎng)格收斂性，使結(jié)果更具說服力。

1 數(shù)值模型

灣流公司與NASA合作的靜音錐實(shí)驗(yàn)是在F-15B上進(jìn)行的[12]，F(xiàn)-15B的主要參數(shù)如表1所示。飛機(jī)在做超音速飛行時(shí)，對(duì)于遠(yuǎn)場(chǎng)的影響近似于一個(gè)與其面積分布相同的旋成體，本文也選取F-15B作為基本模型，模擬其飛行環(huán)境和形狀，并將其簡化為主要幾何參數(shù)相同的細(xì)長旋成體(基本模型簡化為旋成體的參數(shù)如表2所示，簡化結(jié)構(gòu)如圖1所示)，以便后期將音爆計(jì)算流場(chǎng)轉(zhuǎn)化為準(zhǔn)三維問題求解，縮短計(jì)算時(shí)間。

表1 F-15B的主要參數(shù)

表2 基本模型簡化為旋成體的參數(shù)

計(jì)算選擇的飛行馬赫數(shù)為2，首先進(jìn)行網(wǎng)格劃分以預(yù)估激波范圍、確定計(jì)算域；然后對(duì)計(jì)算域劃分結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。采用密度基定常求解器求解全流場(chǎng)，采用理想氣體模型，粘度滿足Sutherland關(guān)系，使用S-A湍流模型以及壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，以隱式格式進(jìn)行計(jì)算，采用二階迎風(fēng)格式提高精度。

以壓力梯度作為變量，應(yīng)用自適應(yīng)性加密方法對(duì)激波附近進(jìn)行網(wǎng)格加密，再重復(fù)計(jì)算。反復(fù)計(jì)算過程中，觀察網(wǎng)格數(shù)量對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響，以驗(yàn)證網(wǎng)格無關(guān)性。以長度為2.00 m的錐形細(xì)長桿為例，初始網(wǎng)格數(shù)量為11萬，計(jì)算過程中，沿壓力梯度應(yīng)用自適應(yīng)網(wǎng)格進(jìn)行加密處理，如圖2所示，逐步增加網(wǎng)格數(shù)量，觀察網(wǎng)格數(shù)量對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)壓力形狀的影響。不同網(wǎng)格密度下的遠(yuǎn)場(chǎng)壓力如圖3所示，可以看出：當(dāng)網(wǎng)格加密到40萬時(shí)，網(wǎng)格數(shù)量對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響可以忽略。

2 設(shè)計(jì)方案

遠(yuǎn)場(chǎng)的激波一般是由近場(chǎng)的激波在傳播過程中疊加融合而成，因此遠(yuǎn)場(chǎng)音爆主要取決于細(xì)長桿產(chǎn)生的激波和機(jī)頭產(chǎn)生的激波的傳播和疊加形式。

激波形狀主要由飛行馬赫數(shù)和錐角決定。細(xì)長桿降噪的機(jī)理是通過改變頭部激波形狀，進(jìn)而改變頭部激波強(qiáng)度，或在傳播過程中阻止激波合并，從而改變遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形。本文研究單級(jí)細(xì)長桿、多級(jí)細(xì)長桿、不同錐角的細(xì)長桿、連續(xù)壓縮型細(xì)長桿以及流線型細(xì)長桿等不同類型的細(xì)長桿的降噪效果，并從距離飛機(jī)高度20和300 m處觀察近場(chǎng)和遠(yuǎn)場(chǎng)壓力曲線的演化。

過壓峰值是遠(yuǎn)場(chǎng)N波的主要參數(shù)，也是衡量音爆大小的重要變量。噪音的本質(zhì)是空氣中的壓力脈動(dòng)，可以利用遠(yuǎn)場(chǎng)最大過壓值的聲壓級(jí)降低值來量化各類細(xì)長桿的降噪效果。

采用經(jīng)驗(yàn)公式(式(1))來衡量降噪效果：

(1)

式中：pmax為遠(yuǎn)場(chǎng)壓力最大峰值；p0max為無細(xì)長桿方案(基本模型)的遠(yuǎn)場(chǎng)的過壓峰值。

3 無細(xì)長桿和有細(xì)長桿近場(chǎng)比較

為了得到細(xì)長桿對(duì)基本模型壓力場(chǎng)的影響，以凹凸連續(xù)型細(xì)長桿為研究對(duì)象，比較加裝了該細(xì)長桿的方案和未加裝細(xì)長桿的方案的近場(chǎng)波系及流場(chǎng)變化。在距離飛機(jī)20 m截面處，兩種方案的近場(chǎng)壓力曲線和壓力場(chǎng)云圖分別如圖4～圖5所示，可以看出：無細(xì)長桿方案有單個(gè)波峰，加裝細(xì)長桿后，機(jī)頭激波分裂成兩個(gè)激波，形成幾個(gè)較小的波峰；無細(xì)長桿方案在近場(chǎng)激波比較強(qiáng)，加裝細(xì)長桿后，單獨(dú)的強(qiáng)激波被分解為幾個(gè)較弱的激波，降低了激波的強(qiáng)度，同時(shí)降低了近場(chǎng)噪音。

實(shí)際飛機(jī)不會(huì)出現(xiàn)尾部壓強(qiáng)凸起，但模擬結(jié)果卻出現(xiàn)了，其原因是實(shí)際飛機(jī)機(jī)身后半段和基本模型的準(zhǔn)三維軸對(duì)稱體差異較大，實(shí)際飛機(jī)由于垂尾的存在，使得機(jī)尾激波較弱，且偏轉(zhuǎn)角大，故不會(huì)引起尾部波形凸起；而數(shù)值模擬的尾部激波較強(qiáng)，會(huì)引起壓力波形在此處壓力劇增，導(dǎo)致出現(xiàn)尾部壓強(qiáng)凸起。雖然采用準(zhǔn)三維模型在機(jī)身后半段出現(xiàn)了誤差，但細(xì)長桿安裝于機(jī)頭部位，屬于機(jī)身前段，對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形的主要部分影響較小，故采用數(shù)值模擬方法比較各種細(xì)長桿方案的降噪效果仍然具有可信性。

4 細(xì)長桿長度的影響

將頭部錐形與圓柱面銜接即構(gòu)成最簡單的細(xì)長桿模型，選取不同長度的該形狀細(xì)長桿分別進(jìn)行模擬計(jì)算，以比較細(xì)長桿長度對(duì)降噪效果的影響，不同長度細(xì)長桿遠(yuǎn)場(chǎng)最大過壓值的比較如圖6所示。為了從理論上保證細(xì)長桿激波與機(jī)頭激波平行，令細(xì)長桿模型的錐角與機(jī)頭錐角保持一致(12.5°)，傳播過程中，機(jī)頭激波與細(xì)長桿激波各自發(fā)展，干涉作用弱，不易合并。

從圖6可以看出：單級(jí)細(xì)長桿遠(yuǎn)場(chǎng)最大壓力位置一致，采用單級(jí)錐設(shè)計(jì)，遠(yuǎn)場(chǎng)激波及噪音與細(xì)長桿的長度有關(guān)；橫坐標(biāo)為0表示未加裝細(xì)長桿的基本模型，加裝了長度為1 m的細(xì)長桿模型與基本模型的區(qū)別不大；長度為2～6 m的細(xì)長桿降噪效果明顯，該長度范圍內(nèi)降噪效果隨細(xì)長桿長度呈正比變化；長度為6 m的細(xì)長桿的遠(yuǎn)場(chǎng)壓力最大值最小，降噪效果最好；長度大于6 m的細(xì)長桿降噪效果不再增強(qiáng)。其原因是：在合理的細(xì)長桿長度范圍內(nèi)，增加細(xì)長桿長度等于增加了飛機(jī)的長細(xì)比，有利于降低噪聲水平。

合理長度的細(xì)長桿，產(chǎn)生一道弱激波，相當(dāng)于對(duì)機(jī)頭來流進(jìn)行預(yù)壓縮，使機(jī)頭產(chǎn)生的激波減弱。不同長度細(xì)長桿的近場(chǎng)激波對(duì)比如圖7所示。

從圖7可以看出：細(xì)長桿太短，降噪效果不明顯，原因是其產(chǎn)生的激波距離機(jī)頭太近，傳播過程中，細(xì)長桿產(chǎn)生的激波與機(jī)頭激波很快合并為一道激波，不能起到降噪作用；而8 m長度的細(xì)長桿，其降噪效果不如6 m長度的細(xì)長桿，原因是細(xì)長桿產(chǎn)生的激波距離機(jī)頭較遠(yuǎn)，細(xì)長桿產(chǎn)生的激波與機(jī)頭激波干涉程度較弱，即細(xì)長桿對(duì)機(jī)頭激波的影響較小，沒有起到預(yù)壓縮作用，致使降噪效果減弱。

不同長度單級(jí)細(xì)長桿的遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形對(duì)比如圖8所示。

從圖8可以看出：細(xì)長桿長度為1～4 m時(shí)，細(xì)長桿產(chǎn)生的激波已合并入機(jī)頭強(qiáng)激波中，遠(yuǎn)場(chǎng)波形呈N波形狀，達(dá)到壓力最大值所需時(shí)間較短，感官噪音較強(qiáng)；細(xì)長桿長度為6～8 m時(shí)，遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形并非N波形狀，先緩慢達(dá)到一定壓力值(第一超壓值)，分別為17和63 Pa，經(jīng)過第二次壓力躍升達(dá)到壓力最大值，遠(yuǎn)場(chǎng)壓力由標(biāo)準(zhǔn)大氣壓上升至最大壓力值所經(jīng)歷的空間距離增加了4～7 m，根據(jù)該空間距離值和來流速度得到壓力上升到最大值的時(shí)間增加了約6～10 ms，音爆帶給路面行人的感受由短處強(qiáng)烈的轟鳴變?yōu)橄鄬?duì)緩慢柔和的噪音，即降低了音爆影響。

綜上所述，受長細(xì)比、飛機(jī)結(jié)構(gòu)和飛行力學(xué)等限制，加裝細(xì)長桿的長度不能無限制地增長。超音速飛機(jī)長細(xì)比的合理范圍為10～23，細(xì)長桿的長度應(yīng)使總長細(xì)比在合適的范圍內(nèi)，例如控制細(xì)長桿的長度在1/3機(jī)身長度之內(nèi)。單級(jí)錐合適的長度范圍為6～8 m，當(dāng)Ma=2時(shí)，6 m長度的細(xì)長桿降噪效果最好；細(xì)長桿長度的最優(yōu)值隨著飛行高度和馬赫數(shù)的變化而變化，在超音速飛行中，應(yīng)采用可伸縮的細(xì)長桿，根據(jù)飛行高度和馬赫數(shù)調(diào)節(jié)其長度，以達(dá)到最佳的音爆抑制效果[13]。

5 細(xì)長桿錐角的影響

根據(jù)可壓縮流理論，Ma=2時(shí)，產(chǎn)生貼體斜激波的圓錐角最大為22.0°、最大激波角為65.0°。為了探究細(xì)長桿錐角對(duì)降噪效果的影響，采用半錐角分別為30.0°、25.0°、20.0°、15.0°、12.5°、10.0°、7.5°和5.0°的單級(jí)錐形細(xì)長桿進(jìn)行比較，細(xì)長桿的長度統(tǒng)一為6 m。其中20.0°、15.0°、12.5°、10.0°和7.5°半錐角細(xì)長桿均產(chǎn)生貼體斜激波，且激波較弱；25.0°和30.0°半錐角細(xì)長桿則產(chǎn)生弓形脫體激波，且細(xì)長桿前部激波強(qiáng)。不同半錐角細(xì)長桿的阻力系數(shù)、降噪效果的對(duì)比如圖9所示，半錐角為0°表示未加裝細(xì)長桿的基本模型。不同半錐角細(xì)長桿的遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形前段和近場(chǎng)激波分別如圖10～圖11所示。

從圖9～圖11可以看出：①細(xì)長桿的半錐角越小，其形成的激波角越小，細(xì)長桿激波與機(jī)頭激波的合并越快，降噪效果越差，例如，細(xì)長桿半錐角為5.0°時(shí)，細(xì)長桿激波很快合并入機(jī)頭激波中，遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形呈明顯的N波形狀，與基本模型相比并無區(qū)別，遠(yuǎn)場(chǎng)壓力峰值較大，壓力上升時(shí)間較短，降噪效果較差；②細(xì)長桿的半錐角越大，其形成的激波角越大，即細(xì)長桿產(chǎn)生的激波角度更陡，在傳播過程中，細(xì)長桿激波不易合并入機(jī)頭激波中，同時(shí)，對(duì)來流的預(yù)壓縮作用越強(qiáng)，使機(jī)頭產(chǎn)生的激波越弱，另外，較陡的激波產(chǎn)生了較強(qiáng)的膨脹波，近場(chǎng)波系在流場(chǎng)中傳播時(shí)，強(qiáng)膨脹波被機(jī)頭激波吸收，進(jìn)一步削弱了機(jī)頭激波的強(qiáng)度，致使遠(yuǎn)場(chǎng)最大壓力值大幅降低，對(duì)音爆的削弱作用較強(qiáng)；半錐角較大的細(xì)長桿使遠(yuǎn)場(chǎng)波形緩慢達(dá)到壓力最大值，并非呈絕對(duì)的N波形狀，即達(dá)到壓力最大值的時(shí)間延長，也在一定程度上降低了音爆強(qiáng)度；但細(xì)長桿激波強(qiáng)度增強(qiáng)使近場(chǎng)阻力有所增加。

15.0°及以上半錐角的細(xì)長桿產(chǎn)生的激波角大于機(jī)頭激波角，使細(xì)長桿產(chǎn)生的激波合并入機(jī)頭激波的趨勢(shì)降低，從而削弱了音爆強(qiáng)度。該原理和20世紀(jì)70年代，A.R.George等[4]提出的鈍化機(jī)頭以削弱音爆的方法類似，都是通過推遲激波合并，使壓力波形帶有多個(gè)弱激波或壓力躍升，增加地面壓力信號(hào)的壓力上升時(shí)間；但也都存在阻力增加的弊端。10°～30°半錐角之間，由于半錐角越大細(xì)長桿激波越強(qiáng)，遠(yuǎn)場(chǎng)壓力達(dá)到的首次超壓值越高，時(shí)間越短。

綜上所述，從細(xì)長桿對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)壓力最大值、遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形和近場(chǎng)阻力等方面綜合來看，單級(jí)細(xì)長桿半錐角選擇10.0°～20.0°范圍較合適。其中，12.5°較好，理論上能保證細(xì)長桿激波不被機(jī)頭激波快速合并，亦能達(dá)到明顯的降噪效果，且不會(huì)增加太多阻力。

6 細(xì)長桿級(jí)數(shù)的影響

加裝細(xì)長桿可改變遠(yuǎn)場(chǎng)壓力分布曲線的形狀，使初始超壓值更小，但隨后的強(qiáng)激波緊跟初始激波，二次超壓值相對(duì)而言依然很強(qiáng)，音爆強(qiáng)度的感官感受與不加裝細(xì)長桿的音爆強(qiáng)度相似。在單級(jí)細(xì)長桿的基礎(chǔ)上，嘗試增加細(xì)長桿的級(jí)數(shù)，使機(jī)頭產(chǎn)生多個(gè)互相平行的弱激波，進(jìn)一步改善遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形。多級(jí)細(xì)長桿每一級(jí)都由一段圓錐形過渡段和圓柱面段組合而成，錐形過渡段保持平行[14]以避免每級(jí)細(xì)長桿產(chǎn)生的激波合并。

級(jí)數(shù)是細(xì)長桿設(shè)計(jì)的重要參數(shù)之一，單級(jí)細(xì)長桿用一道弱激波代替機(jī)頭強(qiáng)激波，多級(jí)細(xì)長桿則可以形成多道弱激波，從理論上講，只要這些弱激波在傳播過程中能夠避免相互疊加，則會(huì)進(jìn)一步降低地面音爆超壓值和感覺噪聲級(jí)。四級(jí)細(xì)長桿的近場(chǎng)壓力云圖如圖12所示，可以看出：激波之間相互平行，符合預(yù)期結(jié)果。

不同級(jí)數(shù)細(xì)長桿的模擬結(jié)果如表3所示，可以看出：相較于單級(jí)細(xì)長桿，多級(jí)細(xì)長桿的遠(yuǎn)場(chǎng)最大壓力值略有增加。

表3 不同級(jí)數(shù)細(xì)長桿的模擬結(jié)果

不同級(jí)數(shù)細(xì)長桿的遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形如圖13所示，可以看出：多個(gè)弱激波混合呈近乎連續(xù)上升的姿態(tài)直到第一峰值，再經(jīng)過機(jī)頭激波上升到壓力最大值；四級(jí)細(xì)長桿達(dá)到的第一峰值最低，原因是多級(jí)細(xì)長桿的前幾級(jí)激波強(qiáng)度比單級(jí)細(xì)長桿更弱；四級(jí)細(xì)長桿增加了遠(yuǎn)場(chǎng)壓力達(dá)到最大值的時(shí)間(增加了20 ms，即一個(gè)數(shù)量級(jí))。表明，多級(jí)細(xì)長桿的主要功效是降低遠(yuǎn)場(chǎng)第一過壓值，同時(shí)延緩達(dá)到最大壓力的所需時(shí)間，因此具有更好的降噪效果，極大地衰減了音爆，使音噪更接近實(shí)際可接受的強(qiáng)度范圍。

7 細(xì)長桿形狀的影響

設(shè)置連續(xù)壓縮型和流線型兩種類型的細(xì)長桿，并與基本模型對(duì)比，研究不同形狀的細(xì)長桿對(duì)降噪效果的影響。連續(xù)壓縮型細(xì)長桿，其前端由連續(xù)的凹面構(gòu)成，可產(chǎn)生連續(xù)的壓縮波，而并非孤立的貼體激波，能夠明顯降低物面前端的激波大小，設(shè)計(jì)凹面銜接不同的曲面，包括錐面、凸面、凹面。流線型細(xì)長桿，其前端為上凸曲面，前部有較大錐角，后面銜接錐面或凹面，可產(chǎn)生較大的膨脹區(qū)。設(shè)計(jì)八種不同形狀的細(xì)長桿(長度均為6 m)，并與基本模型進(jìn)行對(duì)比，研究激波形狀，壓縮波和激波之間的相互作用，以及它們對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的影響。不同類型細(xì)長桿的形狀如表4所示，它們的遠(yuǎn)場(chǎng)靜壓及降噪效果的對(duì)比如表5所示。

表4 不同類型細(xì)長桿形狀

表5 不同類型細(xì)長桿模型的遠(yuǎn)場(chǎng)靜壓與降噪效果對(duì)比

從表5可以看出：連續(xù)壓縮型細(xì)長桿和流線型細(xì)長桿均能達(dá)到較好的降噪效果，其中，凹凹面型和凹錐面型的細(xì)長桿降噪效果最為明顯，其次為凸凹型、凸錐型、凹凸型細(xì)長桿和6 m錐(單級(jí)細(xì)長桿)，其他形狀的細(xì)長桿降噪效果不明顯。

不同形狀細(xì)長桿的遠(yuǎn)場(chǎng)壓力最大值對(duì)比如圖14所示，近場(chǎng)壓力曲線對(duì)比如圖15所示。

從圖14～15可以看出：①連續(xù)壓縮型細(xì)長桿前端凹曲壁對(duì)來流連續(xù)壓縮，凹曲壁可以看作由無數(shù)段內(nèi)折的微元折壁所組成的，當(dāng)超音速氣流繞凹曲壁流動(dòng)時(shí)，每一點(diǎn)都發(fā)出一道弱壓縮波，所有的弱壓縮波組成一個(gè)連續(xù)的等熵壓縮波區(qū)，產(chǎn)生多道壓縮波，這些壓縮波在疊加成激波之前會(huì)受膨脹波系的影響而產(chǎn)生彎折，之后再匯聚成強(qiáng)激波；連續(xù)壓縮型細(xì)長桿產(chǎn)生的激波比單級(jí)細(xì)長桿強(qiáng)，同時(shí)產(chǎn)生較強(qiáng)的膨脹波；機(jī)頭激波被進(jìn)一步減弱，近場(chǎng)最大壓力值降低，降噪效果優(yōu)于6 m錐。②凹錐面和凹凹面細(xì)長桿的降噪效果最好。③經(jīng)過細(xì)長桿產(chǎn)生的波系壓縮和膨脹之后，不同形狀的細(xì)長桿產(chǎn)生的氣流到達(dá)機(jī)頭前部的壓力和速度相差甚微，靠近機(jī)頭位置處的壓力值甚至比基本模型的壓力值更高。

凹凹面型細(xì)長桿附近壓力云圖如圖16所示，可以看出：細(xì)長桿后銜接凹面或錐面，可使氣流產(chǎn)生較大轉(zhuǎn)角，產(chǎn)生更強(qiáng)的膨脹波，且膨脹波更加靠后傾斜，即膨脹波系更加貼近機(jī)頭激波，傳播過程中，機(jī)頭激波快速吸收膨脹波系，強(qiáng)膨脹波對(duì)激波的削弱作用較大，致使遠(yuǎn)場(chǎng)壓力峰值大幅減?。淮送?，彎曲的細(xì)長桿激波比機(jī)頭激波的傾角大，因此細(xì)長桿激波不會(huì)融入到機(jī)頭激波中。以上兩點(diǎn)是凹凹型和凹錐型細(xì)長桿降噪的主要機(jī)理。表明：除了削弱機(jī)頭激波和阻礙激波合并兩種手段外，在波系傳播過程中，利用強(qiáng)膨脹波對(duì)機(jī)頭激波進(jìn)行削弱也是一種可行的降噪方法。

凹凸型細(xì)長桿，一階連續(xù)面，產(chǎn)生的激波和膨脹波較弱，使得機(jī)頭前氣流密度和壓力并未大幅下降，也未使細(xì)長桿激波過度彎曲，同樣具有明顯的降噪效果。

全凹型細(xì)長桿，沒有產(chǎn)生明顯的激波，連續(xù)壓縮面較長，系列弱壓縮波直接并入機(jī)頭激波，其遠(yuǎn)場(chǎng)波形近似于N波。

長凹型細(xì)長桿，產(chǎn)生的激波較弱，遠(yuǎn)場(chǎng)波形與全凹型細(xì)長桿類似，兩者的降噪效果都不明顯，但它們的阻力系數(shù)相對(duì)較低。由此可知，若細(xì)長桿凹面占比過多，則不具有明顯的降噪效果。

整錐型細(xì)長桿，其整錐角度較小，只產(chǎn)生一條弱壓縮波，并且很快合并入機(jī)頭激波中，遠(yuǎn)場(chǎng)波形呈N波形，無明顯降噪效果。

連續(xù)壓縮型細(xì)長桿的降噪效果比較明顯，從熵增角度，連續(xù)壓縮型細(xì)長桿之所以具有低噪聲優(yōu)勢(shì)，是因?yàn)樗箽怏w壓縮過程接近于等熵壓縮，總壓損失小，噪聲水平也越低[15]。

流線型細(xì)長桿前端為上凸面，具有較大的錐角，能產(chǎn)生較強(qiáng)激波，其降噪原理和凹凹型細(xì)長桿近似，但其氣流轉(zhuǎn)角沒有凹凹型細(xì)長桿大，故降噪效果也沒有凹凹型細(xì)長桿強(qiáng)。

不同形狀細(xì)長桿的遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形如圖17所示，可以看出：連續(xù)壓縮型細(xì)長桿和流線型細(xì)長桿的遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形緩慢上升到最大壓力值，遠(yuǎn)場(chǎng)壓力從起始大氣壓值上升到最大壓力值經(jīng)歷的空間距離增加了5～6 m，即達(dá)到壓力最大值所經(jīng)歷的時(shí)間增加了7～9 ms，可從感官上大幅降低音爆；流線型細(xì)長桿延遲壓力峰值最明顯，連續(xù)壓縮型細(xì)長桿的遠(yuǎn)場(chǎng)壓力波形更接近正弦波形狀；和單級(jí)錐形細(xì)長桿相比，連續(xù)壓縮型細(xì)長桿和流線型細(xì)長桿在遠(yuǎn)場(chǎng)壓力上升過程中，陡增過程占比更小，整個(gè)壓力上升過程更加緩和，對(duì)降噪更有利。

8 結(jié) 論

(1) 在飛機(jī)機(jī)頭部位加裝合理設(shè)計(jì)的細(xì)長桿，可顯著降低超音速飛機(jī)的音爆水平。

(2) 細(xì)長桿的長度能夠影響其降噪效果。若長度太短，則細(xì)長桿產(chǎn)生的激波與機(jī)頭激波快速合并，不能起到降噪作用；但細(xì)長桿的長度大于一定值后，相當(dāng)于機(jī)頭產(chǎn)生獨(dú)立的激波，細(xì)長桿降噪效果不再增加。細(xì)長桿長度的最優(yōu)值隨著飛行高度和馬赫數(shù)的變化而變化，在超音速飛行中，應(yīng)采用可伸縮的細(xì)長桿，根據(jù)飛行高度和馬赫數(shù)調(diào)節(jié)其長度，以達(dá)到最佳的音爆抑制效果。

(3) 選擇合適錐角的細(xì)長桿，對(duì)降噪效果亦有幫助，且不會(huì)增加太多阻力。

(4) 合理設(shè)計(jì)的多級(jí)細(xì)長桿，其降噪效果優(yōu)于單級(jí)細(xì)長桿。

(5) 凹凹面、凹錐面、凸凹面、凸錐面細(xì)長桿的降噪效果比較明顯，在波系傳播過程中，利用強(qiáng)膨脹波對(duì)機(jī)頭激波進(jìn)行削弱也是一種可行的降噪方法。

(6) 與基本模型(未加裝細(xì)長桿)相比，加裝了細(xì)長桿的模型可以使音爆水平大幅降低，但阻力系數(shù)略有上升。

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(編輯：馬文靜)

Numerical Analysis of Slender-rod Used for Reducing Supersonic Aircraft Noise

Zhai Ronghua, Zhou Hua

(School of Aerospace Engineering and Applied Mechanics, Tongji University, Shanghai 200092, China)

The installation of an appropriate slender-rod on the nose of supersonic aircraft is able to reduce flight noise level. Based on Fluent quasi three-dimensional numerical simulation method, multiple slender-rod models are simulated and analyzed and compared in influence on the far-field pressure, to compare noise reduction effect of various slender-rod and summarize effective noise reduction model. Furthermore, according to the theory of aerodynamics, the solution of numerical simulation is explained, and the inner relation between the slender-rod noise reduction effect and slender-rod shape is revealed. Besides, the influence of slender-rod to the sonic boom from the aspects of the far-field pressure maximum to curve shape etc is analyzed. The results show that single-stage conical slender-rod with 6 meters length and 12.5 degrees half-cone angle is of obvious effect in noise reduction; reasonable multistage conical slender-rod significantly reduces the initial over pressure value, and delay the far-field pressure peak; concave-concave type, concave-cone type, convex-concave type and convex-cone type slender-rods greatly reduce the far-field pressure peak value and improve the shape of pressure curve and are of more significant noise reduction effect. Strong expansion wave produced by slender-rod can significantly weaken the nose shock wave in the process of shock wave propagation, thereby weakening the sonic boom.

supersonic aircraft; slender-rod; noise reduction; sonic boom; N-wave

2017-03-02；

2017-04-12

翟榮華,670012725@qq.com

1674-8190(2017)02-171-11

V211.4

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.02.009

翟榮華(1992-)，男，碩士研究生。主要研究方向：空氣動(dòng)力學(xué)。

周 華(1966-)，男，博士，副教授。主要研究方向：空氣動(dòng)力學(xué)、流體力學(xué)、計(jì)算流體力學(xué)。